一種尾旋翼軸疲勞試驗旋轉載荷施加裝置製造方法
2023-09-19 17:21:05 2
一種尾旋翼軸疲勞試驗旋轉載荷施加裝置製造方法
【專利摘要】本發明提供一種尾旋翼軸疲勞試驗旋轉載荷施加裝置，以確定尾旋翼軸的疲勞性能和薄弱部位，為確定其使用壽命提供依據。本發明的技術方案包括：第一、第二、第三、第四液壓作動器通過旋轉彎矩加載接頭與加載盤連接，並垂直於加載盤的盤面，第一液壓作動器、第二液壓作動器、第三液壓作動器、第四液壓作動器以相同力臂對稱於尾旋翼軸試驗件布置，第五液壓作動器、第六液壓作動器通過旋轉剪力加載接頭與加載盤兩個相差90°的支臂連接，並平行於加載盤的盤面；尾旋翼軸試驗件通過上支撐軸承假件，下支撐軸承假件與試驗臺架固定，尾旋翼軸試驗件上部與尾減輸出法蘭盤下部連接裝配，尾減輸出法蘭盤上部與加載盤連接。
【專利說明】一種尾旋翼軸疲勞試驗旋轉載荷施加裝置
【技術領域】
[0001]本發明屬於直升機尾旋翼軸疲勞試驗技術，涉及一種尾旋翼軸疲勞試驗旋轉載荷施加裝置。
【背景技術】
[0002]單旋翼帶尾槳式是目前世界上直升機最廣泛採用的形式，平衡主旋翼的反扭矩和對直升機的航向操縱是通過尾旋翼軸旋轉帶動尾槳旋轉實現的。尾旋翼軸是直升機尾傳動系統中的典型複雜動部件，在飛行中承受旋轉彎矩、扭矩、尾槳推力等多種載荷的複合作用，其受力情況複雜，疲勞破壞為主要的失效模式，其工作可靠性直接影響直升機的飛行安全。為保證其良好的性能和使用的可靠性，應模擬其載荷和結構特點進行疲勞試驗考核，為確定其使用壽命提供依據。在確定尾旋翼軸疲勞特性和疲勞壽命計算時，旋轉彎矩為採用的具有代表意義的表徵載荷，在疲勞試驗過程中真實反映其載荷和邊界連接特點尤為重要。
[0003]現有的同類產品試驗裝置採用單臂單獨加載，不能模擬旋轉部件周期變化的載荷。
【發明內容】
[0004]本發明要解決的技術問題:提供一種尾旋翼軸疲勞試驗旋轉載荷施加裝置，以確定尾旋翼軸的疲勞性能和薄弱部位，為確定其使用壽命提供依據。
[0005]本發明的技術方案:一種尾旋翼軸疲勞試驗旋轉載荷施加裝置，第一液壓作動器、第二液壓作動器、第三液壓作動器、第四液壓作動器通過旋轉彎矩加載接頭與加載盤連接，並垂直於加載盤的盤面，第一液壓作動器、第二液壓作動器、第三液壓作動器、第四液壓作動器以相同力臂對稱於尾旋翼軸試驗件布置，第五液壓作動器、第六液壓作動器通過旋轉剪力加載接頭與加載盤兩個相差90°的支臂連接，並平行於加載盤的盤面；尾旋翼軸試驗件通過上支撐軸承假件，下支撐軸承假件與試驗臺架固定，尾旋翼軸試驗件上部與尾減輸出法蘭盤下部連接裝配，尾減輸出法蘭盤上部與加載盤連接；第一液壓作動器、第二液壓作動器、第三液壓作動器、第四液壓作動器底部與試驗臺架固定。
[0006]本發明的有益效果:本發明實現了直升機尾旋翼軸疲勞試驗旋轉載荷施加考核，設計了一套完整的試驗裝置，保證了試驗的順利進行，為確定尾旋翼軸疲勞壽命、產品設計減重、結構改進提供了試驗依據。通過多套試驗證明:使用本試驗裝置對直升機尾旋翼軸疲勞試驗的考核能夠真實模擬試驗件的載荷，試驗結果真實準確。同時該載荷施加裝置也可推廣用於其它同類產品疲勞性能的驗證，具有廣泛的應用前景。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0007]圖1為本發明的結構示意圖。
[0008]圖2為本發明的平面剖視圖。【具體實施方式】
[0009]下面對本發明做進一步詳細說明。
[0010]如圖1、2所示，本發明具體為:第一液壓作動器1、第二液壓作動器2、第三液壓作動器3、第四液壓作動器4通過旋轉彎矩加載接頭8與加載盤9連接，並垂直於加載盤9的盤面，第一液壓作動器1、第二液壓作動器2、第三液壓作動器3、第四液壓作動器4以相同力臂對稱於尾旋翼軸試驗件11布置。第五液壓作動器5、第六液壓作動器6通過旋轉剪力加載接頭7與加載盤9兩個相差90°的支臂連接，並平行於加載盤9的盤面。尾旋翼軸試驗件11通過上支撐軸承假件12，下支撐軸承假件13與試驗臺架固定，模擬尾減機匣對尾旋翼軸的兩個軸承支撐條件，尾旋翼軸試驗件11上部按裝機要求與尾減輸出法蘭盤10下部連接裝配，尾減輸出法蘭盤10上部與加載盤9下部連接。所有作動器兩端採用關節軸承設計，保證試驗加載時的運動協調，第一液壓作動器1、第二液壓作動器2、第三液壓作動器3、第四液壓作動器4底部與試驗臺架固定。
[0011]測試時，4個作動器第一液壓作動器1、第二液壓作動器2、第三液壓作動器3、第四液壓作動器4成90°相位協調加載產生繞尾旋翼軸軸線旋轉彎矩。另外2個作動器第五液壓作動器5、第六液壓作動器6成90°相位協調加載產生繞尾旋翼軸軸線旋轉剪力。實現在尾旋翼軸固定的情況下，彎矩(MY)和剪力(FX)繞尾旋翼軸的軸線旋轉，真實模擬載荷的傳遞和分布。
[0012]第一第四液壓作動器施加的載荷
【權利要求】
1.一種尾旋翼軸疲勞試驗旋轉載荷施加裝置，其特徵在於， 第一液壓作動器、第二液壓作動器、第三液壓作動器、第四液壓作動器通過旋轉彎矩加載接頭與加載盤連接，並垂直於加載盤的盤面，第一液壓作動器、第二液壓作動器、第三液壓作動器、第四液壓作動器以相同力臂對稱於尾旋翼軸試驗件布置，第五液壓作動器、第六液壓作動器通過旋轉剪力加載接頭與加載盤兩個相差90°的支臂連接，並平行於加載盤的盤面；尾旋翼軸試驗件通過上支撐軸承假件，下支撐軸承假件與試驗臺架固定，尾旋翼軸試驗件上部與尾減輸出法蘭盤下部連接裝配，尾減輸出法蘭盤上部與加載盤連接；第一液壓作動器、第二液壓作動器、第三液壓作動器、第四液壓作動器底部與試驗臺架固定。
【文檔編號】G01M13/02GK103900811SQ201210571482
【公開日】2014年7月2日 申請日期:2012年12月25日 優先權日:2012年12月25日
【發明者】李清蓉, 喻濺鑑, 羅偉 申請人:中國直升機設計研究所